实验调查的控制和减轻负载能力的机翼

文摘

一个实验调查的实时流和控制特征描述飞翼的小翼。哲学概念的中心活动的使用,动态调整每个翼的小翼二面角,作为主要手段的飞机滚转控制(单小翼驱动),虽然小平等和同时小翼变位,裁缝和缓解主要翼载荷。结果提出了确实提供了很好的证据概念的充分执行两个任务的能力,尽管当前选择翼/小翼配置,无法实现辊的控制能力,单位操纵面偏转,相同级别的性能由现代aileron-based辊控制方法。

1。介绍

对于大多数的上个世纪,飞机控制的主要手段,但音高控制电梯的使用,辊控制副翼和方向舵偏航控制在很大程度上仍未引起异议。飞机设计师在世界各地,这种控制方法是最可靠的、健壮的、普遍适用的、有效的飞机姿态控制,当前存在的方式。而确实,这个方法的飞机控制变得更加复杂的快速推进航空航天技术继续加速(1),一个广泛的继任者这种传统的方法,可以显著提高在这个基线方法,效率和性能明显改善,继续保持操作复杂和/或难以证明。

虽然这需要和必要的搜索仍然是持续的,在很大程度上满足不断增长的需求对未来飞机作战效能和环境影响,使用传统方法的飞机控制依赖于铰链的挠度,离散的控制面,可以,即使在中等水平的偏差,建立局部地区严重不良压力梯度(通常是沿着枢纽线)推广和生产区域的流动分离。在这些条件下,控制面和整体翼效率降低导致飞机性能不佳。这个缺点的当前系统的一个主要原因是搜索“变形”飞机系统和技术继续(2- - - - - -13]。如果成功,通过使用控制配置,允许更普遍和曲率回水区细微变化,变形为控制可能导致增加的气动效率,同时保持类似的性能。然而,不幸的是,现代变形飞机控制系统的广泛使用以来基本上仍未实现严格的成本/收益分析并没有表现出显著的改善在当前飞机轴控制方法。

一起使用传统控制表面直接飞机轴控制,近来越来越多的研究已经考虑使用更小、更微观变形量的控制面飞行增加飞机的性能和效率更多的任务。最近的工作详细调查的使用同时襟翼偏转,剧透,和/或副翼(4,8,14,15)调整回水区曲率援助性能提高,普遍的共识是,好处是可能的。的好处,操纵负荷减轻,高空和弦向的升力分布优化(最小阻力)飞机飞行期间体重变化以及空中的安抚动荡似乎是最有前途的。

本文工作提出了一个概念扩展为一种新型飞机辊控制系统被认为是在早期的论文作者(16]。一起深入调查的动力学控制方法代替传统副翼控制系统,系统的能力作为一种实时机翼在飞行也被认为是减轻负载。实验模型测试,分析,评估使用两个主动控制皮鞋(分别安装在翼尖)翼端弦杆轴自由旋转的线。模型也是目的建立允许多重动态表面压力测量上翼面以及安装在一个六分力测量力和力矩平衡,在试验条件下,实时空气动力学和控制在小翼驱动负载。

2。实验装置和仪器

2.1。飞翼模型

一个示意图扫翼模型设计和建造的测试方案如图1。基线配置(没有机翼)用扎吉12翼剖面,30度前缘扫,翼展1.2米与机翼平面(1.54米),零冲刷,根和提示和弦的0.326米和0.185米,分别。完整的翅膀的所有部分(包括主基线机翼剖面和机翼)是由一个蓝色的泡沫核心是强化和加强保税碳和漆皮肤进一步抵制气动载荷,产生空气动力学健壮的表面光洁度。构建飞翼配置,两个镜像基线semispan翼部分交配,粘在一起根使用额外的碳加劲杆的额外的力量。在组装之前,并允许为一体的活动翼端执行机构装配和动态压力传感器的阵列,每个基线中部分机翼semispan翼尖的部分删除。内部部分蓝色泡沫核心右舷(从背后的模型)基线semispan翼和小翼也删除,以适应动态表面压力传感器阵列的集成。

57、1 psi计、动态压力传感器与相同,定制放大器电子被用来测量动态表面压力在右舷基线semiwing跨度和小翼组合。压力传感器用于仪器的模型都是优质的,商业、动态压力传感器,与空间不足的足迹 (包括定制电子)。这个小小的足迹允许成功集成压力传感器感兴趣的地区接近附近的翼/小翼的时刻以及基线翼和小翼的后缘。压力传感器的选择位置如图2。最初,每个压力传感器固定在这些位置的暴露部分主要活性上翼面压力孔凸,暴露在主翼面流动。以确保没有不必要的空气污染,这些暴露部分修剪,掺沙子回到主翼表面创建一个空气动力学平滑的表面光洁度。信号从安装压力传感器都是经由主翼剖面,退出在根高空站,在故意设计和建立风洞支持刺痛。活跃的小翼,仔细的控制线路安装压力传感器是经由机翼(图/小翼接口支持1),确保小翼保持自由和不受阻碍的能力对其轴旋转。这个接口支持(旋转体)制造和安装方便车缝和小翼的空气动力学效率旋转基准翼飞机。

表面压力传感器,七个动态压力传感器与那些用于获得机翼表面信息也安装在战略位置在整个右机翼和小翼内部蛀牙(内部压力传感器位置也显示在图2)测量内部腔压力在试验条件。安装这些内部传感器表面压力传感器一起仔细控制和管理所有暴露的主要访问翼/小翼覆盖和周围的间隙传感器密封接触外部流场。一个活动端口安装的所有这些内部压力传感器连接到一个气动塑料管(通过分支数个分支将目光对准)允许一个共同的参考测量和/或修正内部静态压力补偿,如果有必要,在表面压力的结果。这个管的另一端,这是美联储的模型(在翼根)和测试部分的隧道,被暴露在静态大气条件在实验室环境中。

压力传感器的初始测试/放大器组合显示测量非线性和滞后% 5 kHz和可用的频率响应。此外,每个压力传感器的校准检查原位对数字指示管2081 p压力表使用故意设计压力测试平台。对表面压力传感器,这平台允许一个密闭通道建立在每个传感器在每个测量站。校准后,所有压力传感器(包括表面和内部)被发现躺在95%置信区间%。

实现小翼旋转,两个数字硝酸钾高铁- 5995 - tg机器人伺服系统位于每个翼尖内置基线翼尖整流罩。两套伺服系统加装皮带传动系统操作1:1通过连接轴齿轮传动比来旋转机翼的翼(图/小翼接口支持1)。产生的驱动力矩伺服系统从这轴铰接小翼通过四个安装struts全都完蛋了,粘在一个支撑架在活跃的小翼。确保两个伺服系统为每一个活跃的小翼在一起工作,从每个伺服信号线路连接在一起,允许单个伺服控制信号来操作。

2.2。风洞测量环境

实验设置基线翼/小翼组合如图3。该模型安装在mid-test-section高度在一个封闭的测试区(米,米),闭路风洞的最大操作freestream速度60。名义流速度测试条件下选择说谎,基于平均气动弦的雷诺数范围基线配置。模型站,freestream动荡水平约0.2%的所有六力和力矩传输模型通过一个专门设计的支持支柱(安装在翼根quarter-chord位置)力和力矩平衡位于地板下的风洞。安装前的模型,在每个后续测试,取得了零读数从这个平衡每个测试之前和之后都这样这些皮重和零效应可能占了最后的结果。没有风隧道阻塞修正或人工过渡修复模型应用在整个测试计划。

所有四个伺服系统用于控制和开动小翼被dSpace驱动控制系统。这个系统被配置为产生脉宽调制输入信号,在50 Hz,可变占空比对应脉冲宽度范围在400 - 2100之间小翼的年代。校准双面角位置进行了使用数字测斜仪(错误%)定位控制面和匹配的读出dSpace控制系统指示输入信号脉冲宽度。在没有风的情况下,要求输入被发现的误差范围内达到±2度活跃的最大可双面角偏转翼75度(上面积极dihedral-winglet旋转机翼飞机)。相同的数字测斜仪是用来校准模型的攻角是固定的范围内他一直度(位置错误度)4度的增量。

用于测量的力和力矩平衡的反应了机翼气动加载试验台是一个AMTI or6 - 7 - 2000。这种平衡是固定在测试区地板背面使用支持框架允许模型支持刺(图3)安装在主动平衡板定位在风洞地板上。木制断路器平衡盖被用来盖暴露腔采取特别注意确保没有这张封面的一部分与刺的支持。最大升力、阻力和侧力功能的细胞被评为8.9 kN,4.45 kN,4.45 kN俯仰,滚,偏航力矩限制在指定的2.3 kNm,2.3 kNm,1.1 kNm,分别。校准后,所有六个组件的最大错误返回前风洞测试不到。评估最大观测的非线性以及零点漂移后被发现比预试项目。所有数据从负载获得细胞通过16位dSpace数字化数据采集和控制系统,在1000赫兹,在一段时间内的30 - 60年代根据测试配置。

3所示。结果与讨论

3.1。内部静态压力场

就像前面提到的2模型装配期间,大量的努力确保内部蛀牙的机翼和小翼都充分密封,以确保没有从外部流场的不必要的污染。泄漏或暴露的表面压力场内部静压场可能会导致过度的静态和动态补偿表面压力大小,产生错误的结果。之前进行测试,在测试过程中条件包括整个雷诺数范围显示注册的内部腔静态压力的差异都不到的机翼和小翼蛀牙3%。类似的分析,评价小翼的影响操作内部压力场,还发现躺在这个误差小于3%。

3.2。静态力和时刻

静态力量和时间由单一偏转的右舷小翼的范围度数据所示4和5。力和时刻的变化从基线条件(度)对一些二面角角度是重要的。小翼的偏转上下翼面产生一个总体减少解除协议(16]。结果小翼的变形量在升力系数在这项研究中被发现产生升力降低约(4.6%度),(3%度),(度)减少和在度。虽然减少电梯的一般趋势,大约是对称翼飞机,有一个倾向于提升有利于减少负面小翼变位。可能的原因是一个增强的能力的组合度限制和维护上表面低压级以及非对称翼型选择的影响。

考虑到相同的操作条件下讨论了升力系数的结果,阻力系数的结果也显示在图4。总的来说,结果建议(不确定性)几乎没有影响度和度的最大值增加26拖计数度和度。发现了一个例外这一趋势度在度,值在图4表明一个总体减少阻力系数由18拖计数。在这个相对较高的攻角度,小翼将更容易出现流动分离(增加压差阻力)以来,无捻翼平面图,有效的攻击角度将增加向小翼尖梢涡的向下运动。与小翼旋转机翼飞机在这些条件下,不仅预计平面图跨度减少但小翼的攻角降低度(度)附近度(度),小翼接近垂直迎面而来的气流,飞机机翼。在这个站,因此,在这些流条件下,促进流动分离,因此压力阻力增加,就会被削弱。

的影响下弯的使用的扎吉12翼型后缘主翼和俯仰力矩系数上的每个小翼也显示在图4。的情节,俯仰力矩系数是正的度表示的有效性产生稳定的后缘升起俯仰力矩。在这个攻角,很像的结果在同一攻角也表现出一个相对不敏感变化小翼二面角。这种情况会改变空气动力载荷增加而减少与小翼偏转越来越明显度。而清楚地显示出积极的静态稳定的特点(即为度),小翼的偏转低于或高于翼面减少的水平(即静态稳定。0.28,将气动中心在度向前向c.g.位于0.25在所有后续的攻击角度。减少达到最高(在度和度)代表从发现在减少34%度。

水平的反角的变化不敏感度为,,保持不变在考虑横向力和时刻的结果如图5。高角度的攻击,尤其是和,结果显示几乎线性相关度在接受之前,对于大多数结果和攻击的角度,从这个小减少线性趋势度。相似的结果出现在[16),这种依赖性,结果发现从减少有效迎角小翼旋转(从而减少气动加载)已经前面讨论的结果和这两个变量的依赖关系与小翼偏转小翼升力的一代。正如预期的那样,结果显示几乎对称偏差变化小翼二面角由于固有的联系和这个配置。比较最大的权威(度在度给/ ),一个标准的副翼配置在一个典型的大型运输机约/(17),目前的方法,每弧度偏差,有些劣质对电流,传统辊控制系统。然而,如果操纵面偏转的角度从导数,删除和假设标准副翼偏转情况下大型运输机是向上的度,两个系统的能力产生滚转力矩更比较,发现结果-0.087小翼的概念。虽然两个系统的能力来生成一个类似的滚转力矩是显而易见的,副翼产生这一刻更有效地偏转幅度大约三分之一。

类似的条件,描述了已经存在。扫翼/小翼配置,由于小翼偏转最大偏航系数测量(或/ )度在度。相比之下,产生的偏航力矩大小副翼偏转的泛型运输机已经讨论过的(18(计算)或/。然而,应该注意的是,典型的副翼偏转传统上产生偏航力矩添辊策略(不良偏航),但与上方的小翼偏转翼飞机下面的(而不是)类似的产生偏航力矩大小(),但在这种情况下,协助策略。

3.2.1之上。再保险的影响静态力和时刻

决定引进没有人工边界层分离模型,研究雷诺数的影响静态力和力矩特性进行了调查结果的任何变化在这个过渡流态。图6显示在一个固定的结果度,空气动力系数有影响可能是个例外。,,只显示小趋势与雷诺数最低和最高的结果同意在2%。为,有一个相当一致的雷诺数的影响与一般级增加而增加的、0.0346和0.0379,,,分别。结果显示了一些组织度,越高生产低俯仰力矩系数的大小;然而,这是不明显的度更有序无序的趋势。为的变化的影响是增加了小翼的有效性产生侧向力度与反向如此度。明确偏差的一般趋势也显示度在与最低的结果显示前近似对称设计变得越来越不对称和偏向小翼的条件度。

3.3。翼/小翼面压力

进一步探索翼/小翼组合生成的功能控制力量和前一节中描述的时刻,表面压力测量和表面压力的变化与小翼偏转右机翼的上表面/小翼组合给出数据7- - - - - -9。在第一次检查时,基线结果在攻角(图7)连续模型的最小峰值向前沿降低至接近翼的后缘。在车站20 ()、25日()和37 (),位于靠近机翼后缘,表面压力表示小正值表明反射的影响后缘概要文件创建升起表面压力使用俯仰力矩图所示4和讨论的部分3.2。在高空站最内侧= 8度,最低压力峰值被发现出现在车站2搬到在车站14的最大负压测量(32站)。这种级别的负压系数通常是在小翼本身维护(38岁的站站50)预计将选择翼配置是无捻(翼尖,更多地加载)。在32站,位于前翼/小翼接口时刻向前沿,峰值的大小被发现超过11%高于发现离最近的邻居(站26)建议的存在而导致的流动加速当地(很可能)从迎面而来的流之间的相互作用和内侧,前沿的接口支持毫米。这个区域的增加吸在这高空,弦向的位置被发现的情况下度;然而,在这个攻角,最低压力大小被发现明显增强。

比较的结果从两个角度进一步攻击,表面压力分布度显示整个跨度明显更严重的吸入压力最小的翼/小翼组合,观察度的情况。从定性的角度来看,压力分布(以及最低压力位置)所示度也显示明显偏向于前缘的转变,这将会为机翼的前缘部分/小翼变得更加富含攻角增加。subfigures图也是显而易见的7,增加知识距离的影响压力分布的翼根似乎也温和与最低压力大小的变化发现增加相对少量从第二舷外从翼根弦向的站(站21站8)(站车站44(21)此后略有减少)和50 ()。

基线条件出发度在这些角度的攻击,积极的影响上下旋转的小翼机翼飞机虽然各级二面角的人物8和9。清晰的陈述,测量结果并给出了小翼没有相关位置改变机翼的飞机,发生在现实中,由于小翼旋转。根据小翼的水平旋转,和小翼是否低于或高于小翼旋转,几种不同的和独特的机翼和小翼面压力分布影响明显。首先,二面角为小变形量,影响翼和小翼面压力分布只有温和。在这种情况下,三个最内侧的变异由电台(最接近翼根)与最大变化几乎可以忽略不计分布在不到4%(位于车站19)。然而,小翼偏转的影响,即使在这些非常小的小翼偏转的水平25度,开始显示出显著水平的影响在三顺翼展方向的表面压力分布测量飞机机翼内侧的/小翼接口支持。在这个局部的机翼面积,变位上下翼面压力分布可衡量的影响,最大偏离均值值更大的小翼偏转翼面上方(在车站34或−4.9%比下面的测量机翼平面(度)在车站34 3.2%度)作为小翼范围,有助于维护负上表面压力大小。小翼本身,在这种情况下,小翼偏转在这些层面似乎只可衡量的影响的区域小翼润湿面积在靠近界面支持本地化(电台38-41)的最大偏差或在车站38 5%。

考虑更极端的小翼的反变形量50度,75度情况下也显示在图8更大的小翼变位都更重要的破坏性影响,不仅对高空站靠近接口支持的时刻但越来越影响进一步的内侧。这种影响,小翼的变位75度,显示扩展有显著的影响,现在四个高空位置内侧的翅膀/小翼接口支持(毫米),小,但可检测,其余高空测量变化明显位置在主翼(毫米,毫米)。小翼旋转上表面分布的影响似乎也最主要的影响力更多mid-chord测量站而不是在领导或主翼的后缘与所有mid-chord站对于大多数测试条件大幅提高在那些接近领导级或后缘。这种活跃的小翼设置的能力来影响主机翼压力分布表明,与更详细的设计,这个特定的控制方法可以作为一种有效的和有效的方法减轻空气动力载荷和诱导阻力最小化在巡航阶段的飞行燃油消耗和飞机减肥合理的准确性。

小翼的影响从平面变形量高于翼飞机度有大约相同的上表面压力分布的影响比变形量低于基线翼机翼平面。对于这两个度和75度,最大表面压力的变化被发现同时发生在车站29分别和−0.175。这对应于一个最大的变化度,度和−75度和0.195,分别34(站),显示了一个几乎线性依赖的小翼偏转最大上机翼表面压力的变化。然而,结果如图9有点偏离这一趋势的影响最大的小翼偏转翼飞机下面发现有几乎两倍于最大表面压力大小变化(在空间站32)比相应的结果度(在车站34)。

比较小翼的上表面分布数据8和9,有些命令和统一的变化(为度和为度)明显小翼偏转角度度几乎消失了度。为度,最大的变化为度,度(在车站38)被发现的三倍左右为度,度(32站)代表一个实质性的转变几乎相等和相反的效果为结果发现在基线和小翼偏转翼飞机机翼上方和下方。此外,情况截然不同的小翼旋转对基线翼的影响元素,小翼旋转小翼本身的影响似乎偏向于前缘,尤其是度,这似乎是合理的预期的差异在气动载荷的有效迎角小翼是最初从基线机翼迎角(度)度在小翼偏转最大震级。为度,进一步增加度的攻角度的障碍会导致显著增加小翼上表面压力空气动力学条件的可能性提供进一步的证据是减少小翼被遇到的有效性最终产生滚转力矩和/或促进区域的流动分离。

3.3.1。翼/小翼面压力动态

帮助部分中给出的解释结果3.3快速,实时表面压力的例子在小翼驱动情况下从一个初始条件度,度包括在图中10(度),这种情况下,输入信号到驱动伺服旋转约小翼被启动证交会与小翼运动的影响发现,仔细观察的结果,大约持续0.3秒之前重新确认稳态条件。给出的例子的结果,一般协议的讨论部分3.3,站在小翼本身(电台38-49)显示一个总体下降级站在主翼的多数注册净增加(尤其是站34和35)与小翼旋转机翼飞机之上。有趣的是,在所有车站前驱动,结果表明一般的压力信号不稳定(最引人注目的车站38和44,位于最靠近前缘)在射流在相对较高的攻角提供进一步的证据使得图在前一节中推断出结论9和讨论的部分3.3有可能存在的区域流动分离对机翼/小翼组合度。这个结果也可以支持在考虑小翼的影响有效的攻角变化与小翼旋转信号不稳定的程度变化前后的机翼和小翼小翼旋转。分析前的均方根波动小翼旋转(这些测量后(sec)sec)表示,不规则大小下降了超过200%的条件下度到60度。

3.4。减轻负载和其他功能

从给出的结果与讨论部分3.3,连同活动翼/小翼的能力提供关于飞机的一阶控制力量和时间轴,作者似乎是合理的,这些非常规的位置和使用控制翼尖的表面也可以二次利用,微观水平提高飞机性能和效率在一系列典型飞机任务段。首先,提出了数据所显示的结果8和9,小翼二面角改变机翼上表面负荷分布,和谨慎的初始设计,可以作为一种工具余地减轻负载(19]。在这个政权high-g操纵,调整小翼机翼上方或者下方平面,同时减少了净略微提升创造了(或如果两个机翼气流一致),该策略并不理想,并产生大量减少根弯矩的遏制相比平面配置。从分析和集成的上表面压力分布,结果呈现在图11表明,相对较高的角度的攻击,通常这样的演习可以执行,大幅削减超过25%是可实现的最大的小翼变形量低于翼飞机。考虑减少这种级别的大型飞机,和注意的是,通常这种类型的飞机机翼结构大小的操纵要求(19减轻),这项技术的使用在这个能力可能导致结构重量节省高达2% (15,19]。这减少结构重量也可以抵消不可避免的翼结构重量增加预期的集成活动小翼旋转驱动机制和支撑结构。还应该指出的是,即使这技术是利用余地负载减轻更为温和的小翼偏转的大小度,结果仍然表明合理水平的最大元减少高达4%。

其次,与小翼双面角可调,机翼可以配置在飞机机翼的改善和增加升力起飞和爬升而减小诱导阻力,以及维护完整的扩展在巡航也提供minimum-induced阻力条件。在起飞和摆脱衰退的过程,诱导阻力可以占到总体的80%飞机拖大运输业务(20.]。能够延长机翼平面配置在这个条件可能提供有用的好处减少起飞距离(额外的升力和阻力达到起飞条件而产生低噪音(早些时候20.])和/或允许额外的负载相同的起飞距离的能力。作为典型的根弯矩最大值附近不是起飞和摆脱衰退的过程仍然飞行速度低,重量节省了在前面讨论的余地负载分析可能被保留下来。此外,着陆后,两个小翼可以装载在最大挠度大小飞机机翼上方或者下方保持严格的最大机场飞机的空间需求。

最后,细的能力小翼旋转调整要么上下翼面直接影响到高空加载主翼似乎适合少向宏观和微观调整要求负载,作为飞机飞长巡航任务段。在这些领域,燃料的重量和整体飞机升力需求减少,意味着飞机升力微调的需求,同时保持最佳阻力,将提供重要的运营效益。活跃的小翼的概念,在前面已经提到,最大水平的小翼二面角挠度考虑这项工作确实有一个合理的整体影响升力系数度生产(如果两个机翼气流一致)或在12%以上度。明显低于典型的长途飞行时对应重量减少了30%(21),从图4这表明一个null或小净拖受益呢度,该设施可能存在一定程度的优化装货要求提高效率在这种类型的任务。

众所周知通过经典使直线化理论,要求minimum-induced拖(同样的提升,体重,翼展)需要一个椭圆顺翼展方向的升力分布(20.]。进一步研究的可能性实现和维护这种类型的分布、截面升力系数的变化分布(仅获得从上表面压力分布)与变化在小翼二面角是计算并呈现在图12。正如前面提到的部分3这些截面升力分布结果所示,适度的使用锥形翼/小翼组合没有本事和固定翼剖面的结果在一个空气动力加载倾向的提示区域组合。尽管严格不是椭圆在自然界中,仍然可以获得有用的信息的程度调整使用活跃的小翼概念的能力。

从首先检查结果,小翼偏转的影响下面很温和,也很微妙。然而,这一趋势变化明显进一步舷外的高空极限,用积极小翼变位导致更强烈的截面大小(尤其是度)以上条件有经验度是限制流量小翼旋转到飞机上表面保护低压区域基线机翼的上表面附近的翼/小翼接口支持()。一个近似等于和相应的减少级在这高空区域也会发生度。这些结果和他们的位置在这个敏感的地区对减阻(20.),作者似乎是合理的,可能会存在一些工具来调整这些截面升力系数大小(椭圆或者假设足够的初始翼设计工作),并调整和/或优化整个飞机的诱导阻力分量拖在一些任务段。为度,这种级别的可实现的变化级估计超过15% ()度从平面配置这个指标略微减少度超过12%。在小翼高空区域(和)的差异也重要,但对于这种情况,不同的结果在吗从两个地区在机翼上,远足度和都显示都显示不同程度的减少级(−20%度,度)度基线。

4所示。结论

使用的翼端帆在基线扫翼配置都产生一阶控制力量和时间以及提供负载减轻功能结合进行实验研究。从力和力矩结果从表面模型与动态压力数据来自上层翼和小翼表面,这个概念给好的证明方法可以提供足够的辊控制权力以及重大调整能力和裁缝的升力分布应用二阶性能和效率增强。

命名法

	结构semispan扫翼/小翼毫米
:	阻力系数
:	升力系数
:	截面升力系数
:	轧制力矩系数
:	俯仰力矩系数
:	偏航力矩系数
:	压力系数
:	侧向力系数
:	时间,秒
:	攻角,度
:	小翼的二面角测量相对于机翼的飞机,度
:	副翼偏转,积极右舷,度
:	从翼根高空站,毫米
:	变化或差异。

承认

这项工作已经由玛丽·居里卓越研究资助下边了- ct - 2003 - 002690由欧洲委员会资助。

引用

1. d . McRuer d·格雷厄姆,“飞行控制世纪:成功的系统方法,”杂志的指导、控制和动力学,27卷,不。2、161 - 173年,2004页。视图:谷歌学术搜索
2. n . s . Khot j . v . Zweber d e . Veley h·奥兹和f . e . Eastep”和内部驱动辊操纵灵活组合翼,“杂志上的飞机,39卷,不。4、521 - 527年,2002页。视图:谷歌学术搜索
3. j·m·霍尔“执行摘要段/ f - 111任务自适应翼,“WRDC-TR89 - 2083年,1989年。视图:谷歌学术搜索
4. e . Stanewsky“自适应机翼和流控制技术,航空航天科学进展,37卷,不。7,583 - 667年,2001页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
5. b·桑德斯,f . e . Eastep和e·福斯特“空气动力学和气动弹性特性的翅膀与保角控制表面变形飞机,”杂志上的飞机,40卷,不。1,第99 - 94页,2003。视图:谷歌学术搜索
6. a . k . Jha和j·n·库”变形飞行器的概念,分类,和挑战”智能结构技术的工业和商业应用卷,5388年,第224 - 213页,2004年3月。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
7. c·o·约翰斯顿w·h·梅森,c .汉和d·j·曼“Actuator-work概念应用于非常规气动控制装置”,杂志上的飞机,44卷,不。5,1459 - 1468年,2007页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
8. e . Stanewsky“气动自适应机翼技术带来的好处,”航空航天科学技术,4卷,不。7,439 - 452年,2000页。视图:谷歌学术搜索
9. m·r·舒尔茨和m . w .惠”一个变形的概念基于不对称复合材料和压电陶瓷MFC致动器,”张仁学报45 / ASME /土木/观众/ ASC结构、结构动力学和材料会议棕榈泉,页3192 - 3204年,加利福尼亚州,2004年4月。视图:谷歌学术搜索
10. 答:a . Paranjape s . j .涌和m . s .塞利格,“飞行力学的无尾的铰接翼飞机,”《生物灵感和仿生学》第六卷,没有。2、文章ID 026005, 2011。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
11. b . Obradovic和k·苏巴拉奥morphing-wing飞机飞行动力学建模”,杂志上的飞机,48卷,不。2、391 - 402年,2011页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
12. a . Paranjape s涌、h·希尔顿和a . Chakravarthy“无尾的飞行器的动力学性能和灵活的翅膀,”张仁杂志,50卷,不。5,2012。视图:谷歌学术搜索
13. b . Obradovic和k·苏巴拉奥建模的动态加载morphing-wing飞机。”杂志上的飞机,48卷,不。2、424 - 435年,2011页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
14. g . Gilyard“空中传输性能优化:一个实验飞行研究项目和一个操作场景中,“NASA技术备忘录206229年,1997年。视图:谷歌学术搜索
15. r·亨特和j·莫顿“自适应技术未来民用航空运输”欧洲航空和航天,3卷,不。3 - 4、80 - 82年,2001页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
16. p .布。a .与,Friswell,“通过变量cant-angle机翼飞机控制,”杂志上的飞机,45卷,不。2、414 - 423年,2008页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
17. “滚动力矩导数,$l_{\xi }$为纯副翼在亚音速ESDU 88013, 1988。
18. “平原偏航力矩系数在亚音速副翼,“ESDU 88029, 1988。
19. r·b·霍洛韦下午Burrisf, r·p·约翰”飞机从现代控制系统技术性能优势,”杂志上的飞机,7卷,不。6,550 - 553年,1970页。视图:谷歌学术搜索
20. 即克鲁人,“由于升力阻力:概念预测和减少,”流体力学的年度审查33卷,第617 - 587页,2001年。视图:谷歌学术搜索
21. 惠普mon, d . Sachau和e . Breitbach设计方面的弹性自适应机翼后缘研究和技术机构,渥太华,加拿大,1999。

版权

版权©2012 A。与et al。这是一个开放的分布式下文章知识共享归属许可,它允许无限制的使用、分配和复制在任何媒介,提供最初的工作是正确引用。